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文檔簡介
1、飛翼布局無人機有氣動效率高、阻力小和隱身性能好的特點,目前世界上很多先進無人機采用了飛翼布局。但其特殊的氣動布局導(dǎo)致其橫側(cè)向穩(wěn)定性變差、增加了控制難度。特別是在著陸階段,對飛機的控制系統(tǒng)提出了更高的要求。本文在對飛翼布局無人機進行詳細研究的基礎(chǔ)上,針對以上問題,采用了相應(yīng)的控制方法,并進行了仿真驗證。
首先根據(jù)算例飛翼無人機的外形數(shù)據(jù),利用DATCOM軟件估算了其氣動系數(shù)和導(dǎo)數(shù),并建立了飛翼無人機在著陸狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型。<
2、br> 其次針對著陸狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型,對其操縱性和穩(wěn)定性進行了分析,為后面的自動著陸控制系統(tǒng)設(shè)計打下了基礎(chǔ)。
再次用H2/H∞的魯棒控制方法設(shè)計了縱向和橫側(cè)向增穩(wěn)控制律,提升了飛翼無人機的抗干擾能力和操穩(wěn)特性。
接著通過對飛機下滑著陸過程的分析,對各個階段的控制任務(wù)和控制策略進行了描述。針對飛翼無人機獨特的操穩(wěn)特性,設(shè)計了內(nèi)環(huán)采用H2/H∞魯棒增穩(wěn)控制,外環(huán)采用PID控制的自動著陸控制方案。針對上面提出
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